JPH0192560A - ロケット噴射器 - Google Patents
ロケット噴射器Info
- Publication number
- JPH0192560A JPH0192560A JP62249617A JP24961787A JPH0192560A JP H0192560 A JPH0192560 A JP H0192560A JP 62249617 A JP62249617 A JP 62249617A JP 24961787 A JP24961787 A JP 24961787A JP H0192560 A JPH0192560 A JP H0192560A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
この発明は、液状炭化水素等の燃料を安定燃焼させるた
めのロケット噴射器、特に物性値の異なる複数種類の燃
料を高効率で安定燃焼させるためのロケット噴射器に関
する〇 （従来技術） 従来、ケロシン等を含む高密度炭化水素と液体酸素等の
酸化剤を用いたロケットエンジンが広く用いられている
。
めのロケット噴射器、特に物性値の異なる複数種類の燃
料を高効率で安定燃焼させるためのロケット噴射器に関
する〇 （従来技術） 従来、ケロシン等を含む高密度炭化水素と液体酸素等の
酸化剤を用いたロケットエンジンが広く用いられている
。
従来の液体酸素、ケロシン等の液体燃料の組合せの推進
薬を用いたロケットエンジンの場合、推進薬を微粒化し
、推進薬相互の混合を促進させることを目的として用い
られる噴射器の噴口形状を第６図に示す。ケロシン３は
、燃料供給口を経て燃料噴口１０から燃焼室内に噴霧さ
れる。一方、は、噴口加工の工作精度に大きく影響を受
けるため、同一の設計寸法の噴口でも得られる炉焼性能
に差異が生じることが多い。又、衝突点にｉへでの推進
薬噴流及び衝突後の推進薬微粒化メカニズムは、周囲炉
焼ガス流の影響を受は易く、不安定に陥り易いため、有
害な振動炉焼を誘発しやすい。
薬を用いたロケットエンジンの場合、推進薬を微粒化し
、推進薬相互の混合を促進させることを目的として用い
られる噴射器の噴口形状を第６図に示す。ケロシン３は
、燃料供給口を経て燃料噴口１０から燃焼室内に噴霧さ
れる。一方、は、噴口加工の工作精度に大きく影響を受
けるため、同一の設計寸法の噴口でも得られる炉焼性能
に差異が生じることが多い。又、衝突点にｉへでの推進
薬噴流及び衝突後の推進薬微粒化メカニズムは、周囲炉
焼ガス流の影響を受は易く、不安定に陥り易いため、有
害な振動炉焼を誘発しやすい。
又、噴射面への熱負荷が過大になシ易い等の欠点を有し
ている。このために液体酸素とケロシン等を推進薬とす
るロケットエンジン噴射器の設計、工作には多くの労力
が必要とされてきた。
ている。このために液体酸素とケロシン等を推進薬とす
るロケットエンジン噴射器の設計、工作には多くの労力
が必要とされてきた。
一方、近年、ロケットエンジンを用いた究極的飛翔体の
形態は、航空機と同様に、何度も使用出来る有翼帰還可
能な牟段式飛翔体（ＳＳＴＯＩ であると考えられ、そ
の実現のためのプラン作シが試みられている。この様な
５ＳＴＯを実現するたを順次切シ替えることが必要とな
る。
形態は、航空機と同様に、何度も使用出来る有翼帰還可
能な牟段式飛翔体（ＳＳＴＯＩ であると考えられ、そ
の実現のためのプラン作シが試みられている。この様な
５ＳＴＯを実現するたを順次切シ替えることが必要とな
る。
例えば、２種類の組合せの推進薬を切り替えて燃焼させ
る直列燃焼式エンジン （打ち上げから低高度で作動さ
せるモード１及び高空で作動させるモード２）によって
Ｓ Ｓ ＴＯ’ｉｉ実現させるためには、理論解析によ
れば、各モードの推進薬選択の条件は、モード１の推進
薬乎均密度ρ１、比推力１１、モード２の推進薬乎均密
度ρ２、比推力１２とすれば、ρ１ 〉ρ２ Ｉ２〉Ｉ１ ρ１１１〉ρ２１２ であることが必要条件である。この条件を満たす具体的
な′推進薬の組合せは、モード１に対しては酸化剤：液
体酸素 燃料 ：ケロシン等を含む高密度炭化水素又は液化メタ
ン、プロパン等軽質炭化水素 これまで提案されている５ＳＴＯ用のロケットエンジン
は、基本的には各各のモードに対応するロケット慾焼器
な個別に、又は二重式に統合した炉焼器で各各の推進薬
に対応した個別の噴射器を有する構成のものだけであっ
た。これは各モードに対応する異なる燃料の物性直、例
えば、上記の酸化剤と燃料の組合せの中、モード１の赤
料としてケロシン類を用いると、密度約８００〜１１０
０ ｋｒ ／ ｍ３、沸騰温度的２２０〜２８０℃であ
り、これに対してモード２の液体水素は密度約７０ｋｇ
／ｒｎ３、沸騰温度的−２５３℃と２つの燃料の物性値
が筒端に異なり、これらを１つの噴射器で、推進薬の良
好な微粒化、推進薬相互間の良好な混合状態を得ること
が極めて困難になる。従って、燃温 焼に必要な条件が達成出来ず、妾率が高く安定な燃焼が
実現出来ないという理由によるものである。
る直列燃焼式エンジン （打ち上げから低高度で作動さ
せるモード１及び高空で作動させるモード２）によって
Ｓ Ｓ ＴＯ’ｉｉ実現させるためには、理論解析によ
れば、各モードの推進薬選択の条件は、モード１の推進
薬乎均密度ρ１、比推力１１、モード２の推進薬乎均密
度ρ２、比推力１２とすれば、ρ１ 〉ρ２ Ｉ２〉Ｉ１ ρ１１１〉ρ２１２ であることが必要条件である。この条件を満たす具体的
な′推進薬の組合せは、モード１に対しては酸化剤：液
体酸素 燃料 ：ケロシン等を含む高密度炭化水素又は液化メタ
ン、プロパン等軽質炭化水素 これまで提案されている５ＳＴＯ用のロケットエンジン
は、基本的には各各のモードに対応するロケット慾焼器
な個別に、又は二重式に統合した炉焼器で各各の推進薬
に対応した個別の噴射器を有する構成のものだけであっ
た。これは各モードに対応する異なる燃料の物性直、例
えば、上記の酸化剤と燃料の組合せの中、モード１の赤
料としてケロシン類を用いると、密度約８００〜１１０
０ ｋｒ ／ ｍ３、沸騰温度的２２０〜２８０℃であ
り、これに対してモード２の液体水素は密度約７０ｋｇ
／ｒｎ３、沸騰温度的−２５３℃と２つの燃料の物性値
が筒端に異なり、これらを１つの噴射器で、推進薬の良
好な微粒化、推進薬相互間の良好な混合状態を得ること
が極めて困難になる。従って、燃温 焼に必要な条件が達成出来ず、妾率が高く安定な燃焼が
実現出来ないという理由によるものである。
る場合にも、１つの噴射器で最適な燃焼条件を達成し、
高効率な燃焼を実現しようとするものである。
高効率な燃焼を実現しようとするものである。
（問題を解決するための手段）
この発明のロケット噴射器は、気化した液体水素の噴口
、該水素の噴口から噴出する噴流中に液体燃料を送入し
微粒化する燃料噴口、該燃料噴口と同軸型噴口として構
成された液体酸素噴口とを有することを特徴とする特 そして、特に有利に実施されるのは、物性値の異なる２
種類の燃料、例えげケロシンと液体水素及び液体酸素を
推進薬とし、まず主として第１の燃料と液体酸素を燃焼
させ、次いで第２の燃料に切り替ズて同一の燃焼器で燃
焼させる液体ロケットエンジンの燃焼器としてであって
、第１の主燃料例えばケロシンと液体酸素を燃焼させる
場合、上記燃料の微粒化用ガスは、例えばロケットノズ
ル及びロケット燃焼室を冷却【７た燃料の気化ガスであ
ってもよく、或いは高温ガス発生器の燃焼ガスであって
もよい。
、該水素の噴口から噴出する噴流中に液体燃料を送入し
微粒化する燃料噴口、該燃料噴口と同軸型噴口として構
成された液体酸素噴口とを有することを特徴とする特 そして、特に有利に実施されるのは、物性値の異なる２
種類の燃料、例えげケロシンと液体水素及び液体酸素を
推進薬とし、まず主として第１の燃料と液体酸素を燃焼
させ、次いで第２の燃料に切り替ズて同一の燃焼器で燃
焼させる液体ロケットエンジンの燃焼器としてであって
、第１の主燃料例えばケロシンと液体酸素を燃焼させる
場合、上記燃料の微粒化用ガスは、例えばロケットノズ
ル及びロケット燃焼室を冷却【７た燃料の気化ガスであ
ってもよく、或いは高温ガス発生器の燃焼ガスであって
もよい。
（実施例）
以下、図面を参照して本発明を実施例によって詳細に説
明する。この実施例においては、５ＳＴＯ用のロケット
エンジンとして本発明を実施した場合を示し、燃料の組
合せの１例として、モード１の推進薬として酸化剤に液
体酸素を、燃料にケロシン類及び従燃料として水素を、
モード２に対して液体酸素と液体水素を用いる場合を示
す。
明する。この実施例においては、５ＳＴＯ用のロケット
エンジンとして本発明を実施した場合を示し、燃料の組
合せの１例として、モード１の推進薬として酸化剤に液
体酸素を、燃料にケロシン類及び従燃料として水素を、
モード２に対して液体酸素と液体水素を用いる場合を示
す。
すなわち、第１図（１）Ｋ示すモード１の作動時には、
従燃料として用いられる液体水素４は、ポンプ８によっ
てロケットノズル９及びロケット燃焼室を冷却し、その
１部は噴射器１から燃焼器５中に噴出すると共に、高温
ガス発生器６に送入されによってポンプ８．８．８を駆
動した後、ノズル９に排気される。又、主燃料３はポン
プ８“で燃焼室５に圧送される。
従燃料として用いられる液体水素４は、ポンプ８によっ
てロケットノズル９及びロケット燃焼室を冷却し、その
１部は噴射器１から燃焼器５中に噴出すると共に、高温
ガス発生器６に送入されによってポンプ８．８．８を駆
動した後、ノズル９に排気される。又、主燃料３はポン
プ８“で燃焼室５に圧送される。
第１図（２）に示すモード２時には、液体水素４のみが
燃料として使用され、各部の作動は同図ａ）の場合と同
じである口 本発明においては、上記のモード１、モード２の何れに
おいても、同じ噴射器を用いようとするものであるが、
その詳細を第２図に示す。同図（１）において、モード
１では、主推進薬であるケロシン３は噴口１３から、液
体酸素２は噴口１４の中心に設けられた酸素噴口１２か
ら燃焼器中に噴出する。燃料噴口１４の上流側壁には、
水素の噴出口１４′が開いており、従蛎料としてのガス
化した水素が燃料噴口１４中に噴出する。
燃料として使用され、各部の作動は同図ａ）の場合と同
じである口 本発明においては、上記のモード１、モード２の何れに
おいても、同じ噴射器を用いようとするものであるが、
その詳細を第２図に示す。同図（１）において、モード
１では、主推進薬であるケロシン３は噴口１３から、液
体酸素２は噴口１４の中心に設けられた酸素噴口１２か
ら燃焼器中に噴出する。燃料噴口１４の上流側壁には、
水素の噴出口１４′が開いており、従蛎料としてのガス
化した水素が燃料噴口１４中に噴出する。
モード１では、液体酸素、ケロシンが質量比で比して少
ないが、体積比は約１０〜１００倍となる。第２図（２
） （３）は水素の噴出口１３部位での断面を示す。高
速で噴射される気体状態の水素噴流は、円孔又はスリッ
ト状流路を通じて流れに直交又は傾斜し或いは接線方向
に流入する液体推進薬であるケロシンを、この水素噴流
のエネルギによってａ位置で微粒化する◇さらにこの微
粒子を含む高速流が同軸噴口の中心部から噴射される液
体酸素とｂ位置で接触し、液体酸素の微粒化及び燃料と
の良好な混合状態を実現する。
ないが、体積比は約１０〜１００倍となる。第２図（２
） （３）は水素の噴出口１３部位での断面を示す。高
速で噴射される気体状態の水素噴流は、円孔又はスリッ
ト状流路を通じて流れに直交又は傾斜し或いは接線方向
に流入する液体推進薬であるケロシンを、この水素噴流
のエネルギによってａ位置で微粒化する◇さらにこの微
粒子を含む高速流が同軸噴口の中心部から噴射される液
体酸素とｂ位置で接触し、液体酸素の微粒化及び燃料と
の良好な混合状態を実現する。
モード２への切シ替えに当りては、ケロシンの噴射が止
められ、ヘリウムガス等によって残留ケロシンをパージ
する。その後、水素の高速流と液体酸素噴流の相互作用
によって微粒化、混合がなされるが、これは従来の液体
酸素、液体水素用同軸型噴口と同じとなる。
められ、ヘリウムガス等によって残留ケロシンをパージ
する。その後、水素の高速流と液体酸素噴流の相互作用
によって微粒化、混合がなされるが、これは従来の液体
酸素、液体水素用同軸型噴口と同じとなる。
での直）、ケロシン燃料（密度８６０〜／ｍ３、粘Ｗ
５ ｍｉ’／ ａ 、何れも１５℃での筐）及び水素（
密度７−８ ｋｇ ／−ｓ、粘度１．１２ ｘｙｉ’／
！Ｉ 、何れも１５℃、圧力１００気圧での直）を用
いて行った。噴射質量比は液体酸素：ケロシン：水素＝
２．６：０．９：０．１、煤焼圧力Ｉ Ｑ ＭＰａ （
約１００１Ｑ ／ ｃｍ２）の条件で良好な燃焼、すな
わち燃焼効率約９８−以上で安定な燃焼が実証された。
５ ｍｉ’／ ａ 、何れも１５℃での筐）及び水素（
密度７−８ ｋｇ ／−ｓ、粘度１．１２ ｘｙｉ’／
！Ｉ 、何れも１５℃、圧力１００気圧での直）を用
いて行った。噴射質量比は液体酸素：ケロシン：水素＝
２．６：０．９：０．１、煤焼圧力Ｉ Ｑ ＭＰａ （
約１００１Ｑ ／ ｃｍ２）の条件で良好な燃焼、すな
わち燃焼効率約９８−以上で安定な燃焼が実証された。
なお、図中１５は点火用トーチガスの流路を示す。
第４図は、別の実施例を示し、第２図示の実施例を更に
改良したものである。すなわち、第２図に示した円形断
面噴口から液柱状態で噴射される液体酸素の微粒化及び
燃料との混合を更に促進させるために、噴口１２に円環
状の側路１２′を設け、ここから薄膜状態で液体酸素を
噴射するようにしたものである。薄膜状態で噴射される
液体酸素の化し、更にこの高速噴霧流はｂの位置で薄膜
状の液体酸素を効率よく微粒化し、両者の混合を促進さ
せるものである。モード２では、ケロシンの噴射が止め
られ、ヘリウムガス等によって残留ケロシンをパージし
た後、水素の高速流と薄膜状液体酸素噴流との相互作用
によって微粒化、混合を行わせるものである。
改良したものである。すなわち、第２図に示した円形断
面噴口から液柱状態で噴射される液体酸素の微粒化及び
燃料との混合を更に促進させるために、噴口１２に円環
状の側路１２′を設け、ここから薄膜状態で液体酸素を
噴射するようにしたものである。薄膜状態で噴射される
液体酸素の化し、更にこの高速噴霧流はｂの位置で薄膜
状の液体酸素を効率よく微粒化し、両者の混合を促進さ
せるものである。モード２では、ケロシンの噴射が止め
られ、ヘリウムガス等によって残留ケロシンをパージし
た後、水素の高速流と薄膜状液体酸素噴流との相互作用
によって微粒化、混合を行わせるものである。
第５図は、第１図に示した高温ガス発生器６と燃焼器５
の噴射器１の詳細を示すもので、モード１において低温
気体水素を直接噴射するものではなく、−旦、予惚焼室
１６において、主推進薬である液体酸素２から分岐した
液体酸素２′と炉焼室冷却後の低温気体水素４を燻焼さ
せ、３００〜８００℃の範囲の高温ガスを発生させて微
粒化用作動ガス流量の増大をはかる。
の噴射器１の詳細を示すもので、モード１において低温
気体水素を直接噴射するものではなく、−旦、予惚焼室
１６において、主推進薬である液体酸素２から分岐した
液体酸素２′と炉焼室冷却後の低温気体水素４を燻焼さ
せ、３００〜８００℃の範囲の高温ガスを発生させて微
粒化用作動ガス流量の増大をはかる。
この場合、微粒化用高温ガスの発生は、次の２スを発生
させる方法である。第２の方法は、従推進薬である水素
質量流量１に対し、分岐する液体酸素２′の質量流量を
１８０〜９０の範囲に制御し、いわゆる酸素過濃炉焼に
よって３００〜８００℃の高温ガスを発生させる方法で
ある。第２の方法では第１の方法に比して約１００倍ま
で微粒化用高温ガス量の増大が図れる。第１の方法で微
粒化特性が満足でないことが見込まれる場合には、第２
の方法によることが望ましい。主燃料噴口と微（１つ 粒化用気体噴口の構造は、第２図、第４図に示したもの
と同じである。モード２では、上記の実施例と同じであ
る。
させる方法である。第２の方法は、従推進薬である水素
質量流量１に対し、分岐する液体酸素２′の質量流量を
１８０〜９０の範囲に制御し、いわゆる酸素過濃炉焼に
よって３００〜８００℃の高温ガスを発生させる方法で
ある。第２の方法では第１の方法に比して約１００倍ま
で微粒化用高温ガス量の増大が図れる。第１の方法で微
粒化特性が満足でないことが見込まれる場合には、第２
の方法によることが望ましい。主燃料噴口と微（１つ 粒化用気体噴口の構造は、第２図、第４図に示したもの
と同じである。モード２では、上記の実施例と同じであ
る。
（発明の効果）
この発明のロケット噴射器は、上記のように簡単な構造
であ夛ながら、燃料と酸化剤の混合条件を改善し、特に
２種類の燃料に対する２種類のモガス状態の水素、又は
ターボポンプのタービン駆動後の水素又は酸素濃度過濃
な高温ガスで、二元燃料ロケットのサイクルを構成する
上で必然的に発生するものであシ、そのためにロケット
の構成が複雑となる訳ではないという、顕著な効果を奏
する。
であ夛ながら、燃料と酸化剤の混合条件を改善し、特に
２種類の燃料に対する２種類のモガス状態の水素、又は
ターボポンプのタービン駆動後の水素又は酸素濃度過濃
な高温ガスで、二元燃料ロケットのサイクルを構成する
上で必然的に発生するものであシ、そのためにロケット
の構成が複雑となる訳ではないという、顕著な効果を奏
する。
第１図は二元燃料ロケットエンジンの作動系統概念図、
第２図はこの発明のロケット噴射器の１実施例の噴口構
造を示す断面図、第３図はその噴口を用いた噴射器を示
す断面及び正面図、第４図は噴口構造の他の実施例を示
す断面図、第５図は高温ガス発生器の構造及び本発明噴
射器の断面図、第６図は従来の液体酸素、ケロシン燃料
推進薬の噴射器構造を示す断面図であり、図中の符号は
それぞれ １：噴射器 ２：液体酸素 ３：ケロシン素噴口 １３
：水素噴出口 １５：点火用トーチガス出口 １６：予
燃焼室 を示す。 （１滲 第 １−１ 図 第 １−２ 図 第 ３−２ 図 第 ５ 図 °＼ 曽 第 ６ 図
第２図はこの発明のロケット噴射器の１実施例の噴口構
造を示す断面図、第３図はその噴口を用いた噴射器を示
す断面及び正面図、第４図は噴口構造の他の実施例を示
す断面図、第５図は高温ガス発生器の構造及び本発明噴
射器の断面図、第６図は従来の液体酸素、ケロシン燃料
推進薬の噴射器構造を示す断面図であり、図中の符号は
それぞれ １：噴射器 ２：液体酸素 ３：ケロシン素噴口 １３
：水素噴出口 １５：点火用トーチガス出口 １６：予
燃焼室 を示す。 （１滲 第 １−１ 図 第 １−２ 図 第 ３−２ 図 第 ５ 図 °＼ 曽 第 ６ 図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）物性値の異なる２種類の燃料と液体酸素を推進薬と
するロケットにおいて、気体状態で噴口から噴出する従
燃料の噴流中に液体主燃料を送入し微粒化する燃料噴口
、該燃料噴口と同軸型噴口として構成された液体酸素噴
口とを有することを特徴とするロケット噴射器。 ２）物性値の異なる２種類の燃料と液体酸素を推進薬と
し、まず主として第１の燃料と液体酸素を燃焼させ、次
いで第２の燃料に切り替えて同一の燃焼器で燃焼させる
液体ロケットエンジンの燃焼器であって、第１の燃料と
液体酸素を燃焼させる場合、気化した第２の燃料の噴流
中に第１の燃料を送入し、該噴流によって上記第１の燃
料を微粒化し、液体酸素と混合燃焼させることを特徴と
するロケット噴射器 ３）上記燃料の微粒化用ガスは、ロケットノズル及びロ
ケット燃焼室を冷却した燃料の気化ガスであることを特
徴とする特許請求の範囲第１項のロケット噴射器 ４）上記燃料の微粒化用ガスは、高温ガス発生器の燃焼
ガスであることを特徴とする特許請求の範囲第１項のロ
ケット噴射器 ５）上記燃料の微粒化用ガスは、高温ガス発生器の燃料
過濃燃焼ガスであることを特徴とする特許請求の範囲第
４項のロケット噴射器
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62249617A JPH0192560A (ja) | 1987-10-02 | 1987-10-02 | ロケット噴射器 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62249617A JPH0192560A (ja) | 1987-10-02 | 1987-10-02 | ロケット噴射器 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0192560A true JPH0192560A (ja) | 1989-04-11 |
| JPH0323745B2 JPH0323745B2 (ja) | 1991-03-29 |
Family
ID=17195693
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62249617A Granted JPH0192560A (ja) | 1987-10-02 | 1987-10-02 | ロケット噴射器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0192560A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0229357U (ja) * | 1988-08-15 | 1990-02-26 | ||
| JPH05340308A (ja) * | 1992-06-05 | 1993-12-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ロケットエンジン噴射器 |
| KR20040009473A (ko) * | 2002-07-23 | 2004-01-31 | 현대모비스 주식회사 | 전단형 동축 인젝터 |
| KR100532170B1 (ko) * | 1998-04-29 | 2005-11-30 | 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션 | 로켓 엔진용 점화 시스템 |
| JP2007510850A (ja) * | 2003-11-15 | 2007-04-26 | エーアーデーエス・スペース・トランスポーテーション・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | インジェクタ |
| JP2009540190A (ja) * | 2006-07-07 | 2009-11-19 | シー アンド スペース インコーポレイテッド | ロケット推進用メタンエンジン |
| JP2014507604A (ja) * | 2011-03-07 | 2014-03-27 | スネクマ | ３部同軸構造を有する少なくとも１つの噴射要素を備えている２つの推進剤の混合用のインジェクタ |
| JP2016509550A (ja) * | 2012-12-28 | 2016-03-31 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 航空機及び組み込み式極低温燃料システム |
| US10072611B2 (en) | 2013-10-11 | 2018-09-11 | Ihi Corporation | Gas generator |
| US20230028449A1 (en) * | 2019-12-30 | 2023-01-26 | Shell Oil Company | Compositions and methods of producing rocket propellants with enhanced cryogenic cooling, thermal stability, and thrust efficiency performance |
-
1987
- 1987-10-02 JP JP62249617A patent/JPH0192560A/ja active Granted
Cited By (12)
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